Бортовые вычислительные комплексы / курсач / Пособие / aviacionnye_pravila_ap25

25.1511. Максимальная допустимая скорость в полете с отклоненными закрылками и/или предкрылками

12

Раздел А—ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

25.1. Назначение

(a)Настоящая часть устанавливает нормы летной годности для выдачи сертификатов типа и изменении к этим сертификатам на самолеты транспортной категории.

(b)Каждое лицо, подающее заявку на получение такого сертификата или на внесение в него изменений, должно доказать соответствие применяемым требованиям данной части.

25.2.[Зарезервировано]

13

Раздел А-0-ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТА ПРИ ОТКАЗАХ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ

1. Настоящий раздел содержит детализированные требования, пояснительный материал, а также определения и терминологию, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем. Этот раздел дополняет и конкретизирует требования 25.1309 (b) и относится ко всем функциональным системам и оборудованию самолета, за исключением элементов конструкции (таких, как крыло, оперение, поверхности управления, фюзеляж, узлы креплении двигателя, силовые элементы шасси и узлы крепления), которые специально рассмотрены в разделах С иD.

2. Определения.

2.1. Отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы). Под отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы) понимается неработоспособное состояние системы н целом, характеризуемое конкретным нарушением ее функций независимо от причин, вызывающих это состояние. Отказное состояние (вид отказа системы) определяется на уровне каждой системы через последствия, оказываемые на функционирование этой системы, Оно характеризуется влиянием на другие системы и на самолет в целом.

2.2.Внешние воздействия (явления). События, источник происхождения которых не связан с конструкцией самолета, такие, как атмосферные условия (например, порыв ветра. температурная инверсия, обледенение и удар молнии), состояние ВПП. пожар в кабине или багажном отсеке. Сюда не относятся диверсионные акты-

2.3.Ошибка. Событие, заключающееся в неправильных действиях экипажа или персонала по техническому обслуживанию.

2.4.Продолженный безопасный полет и посадка—способность продолжить управляемый полет и

выполнить посадку в подходящем аэропорту, возможно с использованием аварийных процедур, но без необходимости применения пилотом исключительного летного мастерства или чрезмерных усилий. При этом во время полета или при посадке могут иметь место некоторые повреждения самолета, связанные с отказным состоянием.

По частоте возникновения события (отказные состояния, внешние воздействия, ошибки н др.) делятся на следующие категории:

2.5. Вероятные. Могут произойти один или несколько раз в течение срока службы каждого самолета данного типа. Вероятные события подразделяются на частые и умеренно вероятные.

2.6. Редкие (невероятные). Редкие события подразделяются на две категории:

(a)Маловероятные. Вряд ли произойдут на каждом самолете в течение его срока службы, но могут произойти несколько раз, если рассматривать большое количество самолетов данного типа.

(b)Крайне маловероятные. Вряд ли возникнут за весь срок эксплуатации всех самолетов данного

типа. но тем не менее их нужно рассматривать как возможные.

2.7. Практически невероятные. Настолько невероятные, что нет необходимости считать возможным их возникновение.

2.8. Численные значения. При необходимости количественной оценки вероятностей возникновения событии могут использоваться указанные ниже величины:

Практически невероятные —менее 10-9.

Вероятности должны устанавливаться как средний; риск на час полета, продолжительность которого равна среднему времени полета по типовому профилю. В тех случаях, когда отказ критичен для определенного этапа полета, вероятность его возникновения на этом этапе полета может быть также осреднена на час полета по типовому профилю.

2.9. Особая ситуация (эффект) —ситуация, возникающая в полете в результате воздействие неблагоприятных факторов или их сочетании и приводящая к снижению безопасности полета. Особые ситуации (эффекты) классифицируются с использованием следующих критериев:

(a)Ухудшение летных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, прочности н работы систем.

(b)Увеличение рабочей (психофизиологической) нагрузки на экипаж сверх нормально требуемого

уровня.

(c)Дискомфорт, травмирование или гибель находящихся на борту люден.

2.9.1.Катастрофическая ситуация (катастрофический эффект)—особая ситуация, для которой принимается, что при ее возникновении предотвращение гибели людей оказывается практически невозможным.

2.9.2. Аварийная ситуация (аварийный эффект) —особая ситуация, характеризующаяся:

(i) значительным ухудшением характеристик и/или достижением (превышением) предельных ограничений или

14

(ii) физическим утомлением или такой рабочей нагрузкой экипажа, что уже нельзя полагаться на то, что он выполнит свои задачи точно или полностью.

29.3.Сложная ситуация (существенный эффект) — особая ситуация, характеризующаяся:

(i)заметным ухудшением характеристик и/или выходом одного или нескольких параметров за эксплуатационные ограничения, но без достижения предельных ограничений, или

(ii)уменьшением способности экипажа справиться с неблагоприятными условиями (возникшей ситуацией) как из-за увеличения рабочей нагрузки, так ii из-за условии, понижающих эффективность действий экипажа.

2.9.4.Усложнение условии полета (незначительный эффект):

(i)незначительное ухудшение характеристик или

(ii)незначительное увеличение рабочей нагрузки на экипаж,например изменение плана полета. 2.10. Ожидаемые условия эксплуатации. Условия, которые известны из практики или возникновение

которых можно с достаточным основанием предвидеть в течение срока службы самолета с учетом его назначения. Эти условия включают в себя параметры состояния и факторы воздействия на самолет внешней среды, эксплуатационные факторы, влияющие на безопасность полета. Ожидаемые условия эксплуатации не включают в себя:

(a)Экстремальные условия, встречи с которыми можно надежно избежать путем введения эксплуатационных ограничений и правил.

(b)Экстремальные условия, которые возникают настолько редко, что требование выполнять Нормы летной годности в этих условиях привело бы к обеспечению более высокого уровня летной годности, чем это необходимо и практически обоснованно,

2.11. Предельные ограничения—ограничения режимов полета, выход за которые недопустим ни при

каких обстоятельствах.

2.12. Эксплуатационные ограничения—условия, режимы и значения параметров, преднамеренный выход за пределы которых недопустим в процессе эксплуатации самолета.

2.13.Рекомендуемые режимы полета - режимы внутри области, определяемой эксплуатационными ограничениями, устанавливаемые в Руководстве по летной эксплуатации для выполнения полетов.

2.14.Функциональная система самолета—совокупность взаимосвязанных элементов, узлов (блоков)

иагрегатов, предназначенная для выполнения заданных общих функций.

Перечень функциональных систем и их состав устанавливаются разработчиком самолета.

В качестве причин отказного состояния (вида отказа системы) рассматриваются отказы и совокупности отказов се элементов, а также отказы систем, функционально связанных с данной системой.

3. Вероятности возникновения особых ситуаций.

3.1.Зарезервирован.

3.2.Зарезервирован.

3.3.Эксплуатация с отказными состояниям.

Самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы о ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с РЛЭ:

3.3.1.Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к возникновению катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), оценивалось как практически невероятное, а суммарная вероятность возникновения катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-7 на час полета.

3.3.2.Суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации (аварийного эффекта), вызванной

отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10 " на час полета, при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к аварийной ситуации (аварийному эффекту), оценивалось как событие не более частое, чем крайне маловероятное.

3.3.3. Суммарная вероятность возникновения сложной ситуации (существенного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-4 на час полета; при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к сложной ситуации (существенному эффекту), оценивалось как событие не более частое, чем маловероятное.

3.3.3.1. Все усложнения условий полета и отказные состояния (функциональные отказы, виды отказов систем), приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.

Примечание. Желательно, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к усложнению УСЛОВИИ полета (незначительному эффекту), не могло быть отнесено к частым событиям.

3.3.4.Зарезервирован.

3.3.5.При анализе особой ситуации (эффекта), вызванной отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы), необходимо учитывать факторы, которые могут усугубить последствия

(степень опасности) начального отказного состояния (функционального отказа, вида отказа системы), включая связанные с отказом условия на самолете, которые могут влиять на способность экипажа справиться с прямыми последствиями (например, наличие дыма перегрузка, прерывание связи, изменение давления в кабине и т. п.).

3.3.6. Действия экипажа. При анализе последствий определенного отказного состояния (функционального отказа, вида отказа системы), включая необходимые действия экипажа, должны учитываться вероятность отказа (отказов), сложность действий экипажа, а также периодичность соответствующей тренировки экипажа. Большое количество отказных состояний (видов отказов систем), требующих неинстинктивных действий экипажа, может оказать влияние на правильность действий экипажа

15

по парированию отказов.

3.4. Операции с отказными состояниями и внешними воздействиями (явлениями). При анализе последствии отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем) оценка должна

учитывать критичные (определяющие) внешние воздействия (явления) и их вероятность.

Эксплуатационные ограничения должны устанавливаться с учётом вероятности внешних воздействий (явлений) и отказных состоянии (функциональных отказов, видов отказов систем), характеристик самолета, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых систем н оборудования.

4.Приемлемые методы.

4.1.Зарезервирован.

4.2.Соответствие требованиям настоящею раздела и параграфа 25.1309 (b)"—(d) должно доказываться путем анализа и расчета вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки влияния этих отказов на безопасность полета самолета. Такая оценка должна проводиться для каждой системы и во взаимосвязи с другими системами и (при необходимости) подкрепляться наземными и (или) летными испытаниями, испытаниями на пилотажном стенде или другими видами стендовых испытаний, расчетами или моделированием.

(a) Анализ должен включать в себя возможные виды Отказов (в том числе сочетания видов отказов в различных системах), оценку вероятностен видов отказов, последствия для самолета н находящихся на борту людей с учетом этапа полета, условий эксплуатации н внезапности для экипажа возникновения отказного состояния, требуемые действия по парированию, возможность обнаружения отказа, процедуры контроля состояния и обслуживания самолета.

(b) При анализе конкретных систем может быть учтен опыт эксплуатации аналогичных систем.

(c)-В анализе должен учитываться разброс характеристик системы (систем). При этом может быть использовано статистическое распределение указанных характеристик.

4.3.Зарезервирован.

4.4.Зарезервирован.

4.5.Зарезервирован.

4.6.Зарезервирован.

4.7.Отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) может быть отнесено к событиям практически невероятным, если выполняется одно из следующих условий:

(a) Указанное состояние возникает в результате двух н более последовательных отказов различных элементов рассматриваемой системы или взаимодействующих с ней систем с вероятностью менее 10~9 на

час полета по типовому профилю.

(b) Указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушения. заклинивания, рассоединения) одного из элементов системы, и разработчик обоснует практическую невероятность такого отказа, используя для доказательства:

—анализ схемы и реальной конструкции;

—статистическую опенку безотказности подобных конструкций за длительный период эксплуатации (при наличии необходимых данных);

—результаты испытаний по установлению назначенного ресурса соответствующим элементам согласно требованиям соответствующих глав настоящих Правил или по установлению других ограничений контролируемых параметров допустимого предотказнаго состояния;

—анализ принципов контроля качества изготовления и применяемых конструкционных материалов в серийном производстве, а также стабильности технологических процессов;

—анализ предусмотренных эксплуатационной документацией средств, методов и периодичности технического обслуживания.

Примечание. В тех случаях, когда рассматривается конкретный короткий этап (участок) полета, его про-

должительность может учитываться при оценке вероятности единичных и множественных отказов.

4.7.1. Для доказательства соответствия самолета требованиям 3.3.2 должно быть дополнительно выполнено одно из следующих условий:

—отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) возникает в результате сочетания двух и более независимых последовательных отказов;

—отказное состояние может быть отнесено к практически невероятным в соответствии с пунктом 4.7

(b).

4.8. В случае, если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению аварийной ситуации (аварийного эффекта) н не отнесено к категории практически невероятных. Руководство по летной эксплуатации должно содержать рекомендации, позволяющие экипажу принять все возможные меры для предотвращения перехода аварийной ситуации в катастрофическую.

Желательно, чтобы указанные рекомендации были проверены в летных испытаниях. В тех случаях, когда летная проверка связана с повреждениями самолета, с особо высокой степенью риска или заведомо нецелесообразна, разработанные рекомендации должны подтверждаться результатами анализа опыта эксплуатации других самолетов, близких по конструкции к сертифицируемому, а также результатами соответствующих лабораторных, стендовых испытаний, моделировании и расчетов.

4.9. В случае, если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению сложной ситуации (существенного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по завершению полета в этом случае. Указания РЛЭ по действиям в сложных ситуациях должны быть проверены в летных испытаниях и не должны требовать от экипажа чрезмерных усилий и необычных приемов пилотирования. В

16

отдельных случаях, когда конструкция самолета н его систем не обеспечивает возможности имитации какого-либо вида отказа в летных испытаниях, допускается проверка соответствующих указаний РЛЭ в испытаниях на пилотажном стенде, аттестованном для проведения таких испытаний, или пересчет результатов, испытаний на неблагоприятные условия.

4.10. В случае, если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к усложнению условии полета. Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по продолжению полета, методам эксплуатации систем и парированию неисправностей в полете. Если при этом отказное состояние (вид отказа системы) влияет на пилотирование, то рекомендации РЛЭ должны быть проверены летными испытаниями или испытаниями на пилотажном стенде.

17

ПРИЛОЖЕНИЕ П25А - 0. НЕЛОКАЛИЗОВАННЫЕ РАЗРУШЕНИЯ РОТОРОВ ДВИГАТЕЛЕЙ

Настоящее приложение дополняет и конкретизирует требования параграфа 25.903 (d) в части защиты конструкции самолета и его функциональных систем от нелокализованных разрушений роторов двигателей,

атакже содержит приемлемые методы определения соответствия.

1.Газотурбинные двигательные установки. В тех случаях, когда возможность удержания обломков роторов маршевых двигателей и В ГТД внутри корпуса не может быть подтверждена, приведенный ниже материал дает основу для установления соответствия 25.903 (d).

Примечание. ВГТД .рассматривается только в том случае, если предусмотрена штатная эксплуатация этого двигателя в течение всего полета или на любом из его этапов.

2. Рассмотрение конструкции самолета.

2.1. Должны быть приняты все практически возможные конструктивные меры для того, чтобы на основе инженерных решений минимизировать риск катастрофического повреждения нелокализованными обломками ротора двигателя конструкции самолета и его систем, включая следующие:

(a)другой двигатель (двигатели) (последствия от возможного последующего разброса обломков из другого двигателя не рассматриваются);

(b)герметическую кабину и силовую конструкцию планера, включая шасси, подвеску двигателей и органы управления;

(c)кабину экипажа;

(d)топливную систему (рассматривается только возможность потери значительного количества топлива, а также попадания топлива в кабину или пожароопасные отсеки);

(e)пожарные перегородки и экраны, а также системы пожарной сигнализации и пожаротушения;

(f) системы и оборудование, необходимые для завершения полета.

2.2. Конструктивные меры по сведению к минимуму возможности возникновения катастрофического повреждений вследствие нелокализованного разрушения двигателя могут включать в себя:

(a)размещение критических элементов или систем вне уязвимых зон;

(b)резервирование и раздельное размещение резервированных элементов систем внутри конструкции планера;

(c)защиту элементов систем прочными конструктивными элементами планера, кожухами или отражающими экранами;

(d)использование средств выключения и перекрывных кранов, их размещение таким образом, чтобы предотвратить попадание горючих жидкостей в пожароопасные места в случае повреждения системы и/или минимизировать количество вытекающей жидкости;

(e)применение противопожарных перегородок и других конструктивных мер. направленных на исключение соприкосновения горючих жидкостей с источниками возможного воспламенения.

2.3- Если заявляется защита прочными элементами конструкции планера, отражающими экранами или защитной обшивкой, эффективность защиты должна быть продемонстрирована с помощью испытаний и/или анализа, базирующегося на данных испытаний.

2.4.Если приняты все практически возможные меры (см. пункт 2.2) и анализ безопасности. выполненный с использованием модели разрушения двигателя, показывает, что риск катастрофического повреждения по-прежнему существует для некоторых элементов или систем самолета, то должна быть

определена величина риска катастрофических повреждений.

Вероятности возникновения катастрофических повреждений не должны превышать следующих величии:

(a) крупный обломок диска—1/20;

(b) более мелкий обломок диска— 1/40.

2.5. Указанные в пункте 2.4 вероятности возникновения катастрофических повреждений, обусловленных выбросом обломков роторов двигателей, для каждого вида обломков являются средними значениями, полученными для всех дисков на всех двигателях самолета при полете по типовому профилю. Вероятность катастрофического повреждения самолета отдельными дисками может быть превышена на отдельных этапах полета, если при этом вероятность возникновения катастрофического повреждения, осредненная по всему полету, ни для какого диска по каждому виду обломков не превышает значений, указанных в пункте 2.4, более чем в два раза.

18

Раздел В— ПОЛЕТ

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

25.11. Доказательство соответствия

(a)Следует обеспечить соответствие каждому требованию данного раздел? при всех возможных комбинациях веса и центровки самолета в пределах вариантов загрузки самолета, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:

(1)посредством испытаний, проводимых на самолете, на который требуется получить сертификат типа, или по расчетам, основанным на результатах испытаний и равным им по точности;

(2)посредством исследования каждой возможной комбинацин веса и центровки, если это соответствие не может быть логически выведено из обследованных комбинации.

(b)[Зарезервировано].

(c)Управляемость, устойчивость, балансировка и характеристики сваливания самолета должны быть показаны для всего диапазона высот вплоть до максимальной высоты, возможной в условиях эксплуатации.

(d)Параметры, критические для проводимых испытаний, такие, как вес, загрузка (центровка и моменты инерции), воздушная скорость, тяга двигателей и ветер, должны в летных испытаниях выдерживаться в пределах приемлемых допусков.

(e) Если соответствие требованиям к летным характеристикам самолета зависит от системы улучшения устойчивости самолета или от любого другого автоматического устройства или устройства с силовым приводом, то должно быть доказано соответствие параграфам 25.671 и 25.672.

(f) Для показа соответствия требованиям 25.105 (d), 25.125, 25.233 и 25.237 скорость ветра следует замерять на высоте 10 м над поверхностью земли или скорректировать на разницу между высотой, на которой замеряется скорость ветра, и высотой 10 м.

25.23. Ограничения по загрузке

(a)Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, при которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах распределения нагрузки (например, по размаху крыла), которая может быть случайно превышена, то должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.

(b)Пределы распределения нагрузки не могут превышать:

(1)выбранных пределов;

(2)пределов, при которых испытывалась конструкция, или

(3)пределов, при которых показано соответствие каждому применимому летному требованию, изложенному в данном разделе.

25.25. Ограничения веса

(a) Максимальные веса. Максимальные веса. соответствующие условиям эксплуатации самолета (стоянка, руление на земле или воде, взлет, крейсерский полет и посадка), условиям окружающей среды (высота и температура) и условиям загрузки (вес без топлива, положение центра тяжести и распределение веса), должны устанавливаться таким образом, чтобы они не превышали:

(1)наибольшего веса, выбранного Заявителем для данных условий;

(2)наибольшего веса, при котором показано соответствие всем применимым требованиям по прочности конструкции и требованиям настоящего раздела;

(3)наибольшего веса, при котором показано соответствие сертификационным требованиям правил

АП-36.

(b)Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором показано соответствие

каждому применимому требованию, изложенному в данном разделе) должен устанавливаться таким образом, чтобы он не был меньше:

(1)минимальною веса, выбранного Заявителем;

(2)минимального расчетного веса (наименьшего веса, при котором показано соответствие требованиям прочности конструкции, указанным в разделе С АП-25) или

(3)минимального веса, при котором показано соответствие каждому применимому требованию

настоящего раздела.

25.27. Пределы центровок

Должны устанавливаться предельно передняя и предельно задняя центровки для всех эксплуатационных условий. Предельные центровки не должны выходить за следующие пределы:

(a)пределы, выбранные Заявителем;

(b)пределы, при которых испытана конструкция;

(c)пределы, при которых показано соответствие всем применимым летным требованиям настоящего

раздела.

25.29.Вес пустого самолета и соответствующая центровка

19

(a) Вес пустого самолета и соответствующая ему центровка должны определяться путем взвешивания самолета с учетом:

(1)закрепленного балласта;

(2)невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с параграфом 25.959;

(3)полного веса рабочих жидкостей, включая: (i) масло;

(ii) гидравлическую жидкость и

(iii) другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, кроме питьевой

воды. воды. предварительно заливаемой в туалет, и воды, предназначенной для впрыска в двигатель.

(b) Условия, при которых производится взвешивание пустого самолета, должны быть четко определены и легко воспроизводимы.

25.31. Съемный балласт

Съемный балласт разрешается использовать для демонстрации соответствия самолета летным требованиям, указанным в данном разделе.

25.33. Пределы числа оборотов и шага воздушного винта

(а) Должны быть установлены такие предельные значения числа оборотов н шага воздушного винта, которые могут обеспечивать:

(1)безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации самолета и

(2)соответствие требованиям к летным характеристикам, изложенным в параграфах 25.101—25.125. (b) У регулятора постоянных оборотов должен быть предусмотрен ограничитель числа оборотов

воздушного винта. Он должен ограничивать максимально возможное регулируемое число оборотов в минуту.

(c) Средства, используемые для ограничения положения мало] и шага воздушного винта, должны устанавливаться таким образом, чтобы число оборотов двигателя не превышало большей из двух цифр— 103% от максимально допустимого числа оборотов двигателя или 99% от утвержденного максимального заброса оборотов при:

(1)лопастях винта на пределе малого шага и неработающем регуляторе оборотов;

(2)неподвижном самолете в стандартных атмосферных условиях и отсутствии ветра II

(3)двигателях, работающих на пределе максимального взлетного крутящего момента для турбовинтовых самолетов.

ХАРАКТЕРИСТИКИ

25.101. Общие положения

(a)Если нет других указаний, самолеты должны удовлетворять соответствующим требованиям к летным характеристикам, которые изложены в настоящем разделе, для фактических атмосферных условий

испокойного воздуха.

(b)В том случае, когда на характеристики влияет мощность или тяга двигателя, характеристики определяются при следующих относительных влажностях:

(1) для самолетов с газотурбинными двигателями— (i) 80%—при стандартных и более низких температурах;

(ii)34%—при температурах на 10°С выше стандартных и при более высоких температурах.

Вдиапазоне между указанными температурами относительная влажность изменяется линейно.

(c)Характеристики должны соответствовать располагаемой тяге в конкретных атмосферных условиях,

конкретных режимах полета и при относительной влажности, указанной в пункте (b) данного параграфа. Располагаемая тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя, не превышающимутвержденной мощности или тяги, за вычетом:

(1)потерь в силовой установке;

(2)мощности или эквивалентной тяги, потребляемой агрегатами силовой установки и системами в соответствии с конкретными атмосферным]; условиями ч конкретными режимами полета.

(d)Если нет других указаний, Заявитель должен выбрать конфигурации, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(e)Конфигурации самолета могут меняться в зависимости от веса, высоты и температуры. Эти изменения должны отвечать требованиям, изложенным в пункте (f) данного параграфа.

(f)Если нет других указании, в процессе определения дистанций прерванного взлета, траекторий начального набора высоты, взлетных и посадочных дистанции изменение конфигурации, скорости,

мощности и тяги следует производить в соответствии с процедурами, установленными Заявителем для эксплуатации.

(g) Должен быть установлен порядок действий при уходе на второй круг в зависимости от условий, изложенных в параграфах 25.119 и 25.121 (d).

(h) Процедуры, установленные в соответствии с пунктами (f) и (g) данного параграфа, должны:

(3) учитывать реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

25.103. Скорость сваливания

(a)Скорость Vs является земной индикаторной скоростью сваливания или минимальной скоростью установившегося полета, выраженной в км/ч, при которой самолет управляем при:

(1)нулевой тяге на скорости сваливания или (если результирующая тяга не оказывает существенного влияния на скорость сваливания) при работе двигателей на режиме малого газа;

(2)рычагах управления шагом воздушного винта (если имеются) в положении, соответствующем требованиям пункта (а) (1) данного параграфа, положения остальных элементов самолета (таких, как закрылки и шасси) соответствуют условиям при испытаниях на определение скорости Vs;

(3)весе самолета, равном весу, при котором скорость Vs используется в качестве критерия для определения соответствия требуемым нормам характеристик;

(4)наиболее неблагоприятной допустимой центровке.

(b)Скорость сваливания Vs должна быть минимальной скоростью, получаемой следующим образом:

(1)Сбалансировать самолет на режиме прямолинейного полета на скорости не менее 1,2 Vs и не более Vs. На скорости, превышающей скорость сваливания настолько, чтобы обеспечить выдерживание режима установившегося полета, рычаг управления рулем высоты должен перемещаться с такой скоростью, чтобы падение скорости самолета не превышало 1,85 км/ч за секунду.

(2)Должны удовлетворяться требования к характеристикам полета, изложенным в параграфе

25.203.

25.105. Взлет

(a) Скорости взлета, указанные в параграфе 25.107, дистанция прерванного взлета, указанная в параграфе 25.109, траектория взлета, указанная в параграфе 25.111, дистанция взлета я длина разбега, указанные в параграфе 25.113. должны определяться при следующих условиях:

(1) для всех весов, высот и те мператур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, выбранных Заявителем, и

(2)при выбранной взлетной конфигурации самолета.

(b)Все взлетные характеристики, указанные в настоящем разделе, должны быть такими, чтобы при их определении не требовались исключительные квалификация и быстрота реакции экипажа.

(c)Взлетные характеристики должны основываться на данных, полученных:

(1)на гладкой, сухой, твердой взлетно-посадочной полосе—для сухопутных самолетов и самолетов-

амфибий;

(2)на гладкой водной поверхности—для гидросамолетов и самолетов-амфибий и

(3)на гладком сухом снегу —для самолетов с лыжным шасси.

(d) Взлетные характеристики должны включать в себя следующие эксплуатационные поправки в пределах установленных эксплуатационных ограничений для данного самолета:

(!) не более 50% от номинальных составляющих ветра вдоль взлетной траектории в направлении, противоположном направлению взлета, и не менее 150% от номинальных составляющих ветра вдоль взлетной траектории в направлении взлета;

(2) эффективный уклон взлетно-посадочной полосы.

25.107. Скорости взлета

(a)Скорость V1 должна устанавливаться относительно скорости •VEF следующим образом:

(1)Скорость VEF —земная индикаторная скорость, на которой предполагается отказ критического

двигателя. Скорость VEF должна выбираться Заявителем, но она не должна быть ниже скорости Vмсо которая определяется в соответствии с 25.149 (е).

(2)Скорость V1, выраженная в единицах земной индикаторной скорости, является скоростью принятия решения на взлете, которая выбирается Заявителем; однако скорость не должна быть меньше, чем скорость VEF плюс скорость, которая достигается при неработающем критическом двигателе D период между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, что определяется введением пилотом в действие первого средства торможения в ходе испытаний по прерванному взлету.

(b)Скорость V2MIN выраженная в виде земной индикаторной скорости, не должна быть менее:

(1)1,2 Vs для:

(i) турбовинтовых самолетов с двумя или тремя двигателями и (ii) турбореактивных самолетов, которые не имеют средств для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.

(2)1,15 Vs, для:

(i)турбовинтовых самолетов, имеющих более трех двигателей, и (ii) турбореактивных самолетов, которые имеют средства для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.

(3)1.1Vмс установленной в соответствии с 25.149.